МАЛЫЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК Российский патент 2023 года по МПК B64G1/00 

Область техники

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для перемещения в космическом пространстве малых космических аппаратов (МКА) в качестве третьей (апогейной) ступени ракеты-носителя сверхлегкого класса, в качестве межорбитального буксира для выведения МКА на заданные индивидуальные орбиты при кластерном запуске на ракете-носителе и разгонном блоке среднего или тяжелого классов, в качестве межорбитального буксира для запуска МКА с борта пилотируемой орбитальной станции.

Уровень техники

Известно, что компоновка ракетных разгонных блоков (РБ), предназначенных для осуществления межорбитальных многоимпульсных перелетов с полезной нагрузкой (ПН), существенно зависит от располагаемой массы топлива (Зеленцов В.В., Щеглов Г.А. Конструктивно-компоновочные схемы разгонных блоков. Учебное пособие. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018. 139 с).

Известна продольная компоновочная схема ракетного РБ тяжелого класса (патент RU 2412871), которая включает корпус, состоящий из верхнего переходника с металлической обшивкой, среднего переходника, нижнего переходника, сферического бака окислителя, бака горючего, межбаковой фермы, маршевого двигателя и двигательной установки стабилизации, ориентации и обеспечения запуска с блоками двигателей малой тяги. На верхнем переходнике установлена приборная ферма, верхний шпангоут которой используется для установки космического аппарата (КА). На приборной ферме установлены блоки бортового оборудования. На среднем переходнике установлены фитинги для крепления замков отделения головного обтекателя от ракетного разгонного блока и кронштейны для крепления узлов разворота створок головного обтекателя после срабатывания замков отделения. В блоки двигателей малой тяги, установленные на нижнем днище бака горючего, введены дополнительные сопла перегрузки увеличенной тяги, обеспечивающие прилив жидких компонентов топлива к заборникам баков для обеспечения запуска маршевого двигателя ракетного разгонного блока при минимальных запасах топлива на последнем этапе его работы.

Продольная компоновка РБ с последовательным расположением топливных баков, является рациональной для большого запаса жидкого топлива (с массой топлива более 10 т), когда наружный диаметр баков близок к диаметру смежной ступени ракеты-носителя. Однако использование такой компоновочной схемы для РБ средней и малой размерности (с массой топлива менее 10 т) приводит к нерациональному использованию зоны полезного груза обтекателей современных ракет-носителей, так как имеет место значительное превышение продольного габаритного размера блока над поперечным.

Известна компоновочная схема автономного РБ среднего класса (патент RU 2043956), которая включает кольцеобразный блок баков, содержащий расположенные диаметрально противоположно относительно продольной оси блока два сферических бака окислителя, два бака горючего, два приборных отсека, двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси и узлы крепления блока к смежной ступени носителя и ПН. При этом оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме сфер, диаметры которых равны диаметрам оболочек баков окислителя. Центры сфер оболочек баков горючего, приборных отсеков, а также центры сфер баков окислителя размещены в вершинах правильного шестиугольника, плоскость которого перпендикулярна продольной оси блока, а центр совмещен с продольной осью блока. Оболочки баков горючего усечены одной, а оболочки приборных отсеков двумя плоскостями, расположенными на одинаковом расстоянии от центров соответствующих сфер. Оболочки баков и приборных отсеков соединены по контурам усечения в последовательности: первый бак окислителя, первый бак горючего, первый приборный отсек, второй бак окислителя, второй бак горючего, второй приборный отсек. Узлы крепления расположены на концах стержней, проходящих сквозь баки и приборные отсеки и соединенных с их оболочками. Кроме того, стержни установлены по ребрам правильной восьмиугольной усеченной пирамиды, развернутой относительно баков таким образом, что ее ось совмещена с продольной осью блока, а сквозь приборные отсеки пропущено по два стержня, которые скреплены с оболочками приборных отсеков в местах, прилегающих к стыку приборных отсеков с оболочками баков.

Кольцевая компоновка РБ, за счет размещения емкостей с топливом вокруг реактивного двигателя дает возможность сократить до минимума продольный размер блока в зоне полезного груза ракеты-носителя.

Однако кольцевая компоновка РБ, в которой баки являются частью несущей конструкции РБ, оказывается нерациональной для малого РБ (с массой топлива менее 0,1 т). Малый размер баков с компонентами топлива приводит к необходимости применения отдельной силовой конструкции - корпуса РБ.

Недостатком двух описанных выше компоновочных схем РБ является использование одного маршевого двигателя, что снижает надежность системы в силу отсутствия резервирования. Также использование одного маршевого двигателя требует наличия системы регулирования ориентации вектора тяги или управляющих ракетных двигателей для компенсации возмущающих моментов, вызванных погрешностями установки двигателя и центровки блока с ПН. Кроме того при кольцевой компоновке размещение маршевого двигателя во внутреннем проеме блока баков препятствует отводу от него тепла, выделяемого при работе.

Известна компоновка силового корпуса космического аппарата (КА) с поперечными перегородками (патент CN 104401508) который имеет форму параллелепипеда, ребра которого, параллельные продольной оси КА, являются скошенными. Корпус состоит из нижнего стыковочного шпангоута, верхней рамы и сотовых панелей: нижней пластины, верхней пластины, боковых пластин и наклонных боковых пластин, установленных на скошенных ребрах. Особенностью компоновки является наличие четырех внутренних перегородок, которые лежат в плоскостях симметрии корпуса, параллельных боковым граням и разделяют внутренний объем на четыре отсека в которых при помощи стержневых силовых элементов устанавливаются баки с компонентами жидкого топлива. Баллоны с газом наддува устанавливаются снаружи корпуса на боковых пластинах. На четырех наклонных пластинах устанавливаются ракетные маршевые ракетные двигатели и ракетные двигатели стабилизации и ориентации. Указанная компоновка двигателей позволяет повысить надежность двигательной установки за счет резервирования маршевых двигателей и снизить тепловые нагрузки на конструкцию от работающих двигателей.

Недостатками описанной компоновки является использование дорогостоящих сотовых панелей и избыточная масса конструкции корпуса.

В целом все описанные компоновки РБ используют двигательные установки на жидких компонентах топлива, что требует организации вытеснения компонентов сжатым газом наддува или предварительного осаждения компонентов топлива при помощи ракетных двигателей малой тяги, что усложняет конструкцию и увеличивает массу, что критично для малого РБ с массой топлива менее 0,1 т.

Наиболее близким техническим решением малого РБ сверхлегкого класса (с массой топлива менее 0,1 т) является РБ ION Satellite Carrier Vehicle (ION SCV) фирмы-разработчика D-Orbit (URL: https://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/d/d-orbit (дата обращения 04.05.2022)) в котором используются самовытесняемые газообразные компоненты: оксид азота (N₂O) и пропилен (С₃Н₆). Основой компоновочной схемы данного РБ (см. рисунок URL: https://www.esa.int/ESA_Multimedia/Images/2021/06/ION_Satellite_Carrier (дата обращения 04.05.2022), а также Рис. 10 в статье Colombo С, Huang S., Borelli G., Cavenago F., Nugnes М., Luis Gonzalo J., Gaias G., Massari M., Vallini L., Petit M., Guerrieri P., Valli M., Antonetti S. MISSION ANALYSIS AND DESIGN FOR AN ACTIVE DEBRIS REMOVAL SERVICE FOR LARGE CONSTELLATIONS // Proc. 8^th European Conference on Space Debris, 20-23 April 2021.) является цилиндрический корпус. На одном торце корпуса размещен интерфейс крепления к ракете-носителю и как минимум четыре ракетных двигателя малой тяги. На другом торце корпуса размещена площадка с интерфейсами для крепления ПН. Внутри корпуса размещены блоки бортового оборудования. На внешней поверхности цилиндра размещены баки с компонентами и агрегаты двигательной установки, а также панели солнечных батарей, соединенные с корпусом плоскими ребрами, установленными в диаметральных плоскостях корпуса.

Недостатками данной компоновочной схемы является повышенная масса и стоимость, поскольку все конструктивные элементы корпуса выполняются из трехслойных сотовых панелей. Кроме этого колебания жидкой фазы топлива вызывают возмущающие силовые факторы, усложняющие работу системы управления.

Раскрытие изобретения

Задачей и техническим результатом изобретения является упрощение конструкции, повышение надежности, снижение стоимости, уменьшение габаритных размеров и массы малого РБ.

Технический результат достигается за счет того, что малый РБ имеет корпус в форме четырехгранной усеченной пирамиды с квадратными основаниями. В плоскости верхнего (меньшего) основания размещен стыковочный шпангоут, с узлами крепления полезной нагрузки, в плоскости нижнего (большего) основания размещен опорный шпангоут, снабженный узлами крепления со средством выведения. Вершины углов между боковыми ребрами корпуса и плоскостью нижнего основания скошены фасками и образуют треугольные грани фасок.

Внутри корпуса в диагональных сечениях пирамиды расположены перегородки. В местах соединения перегородок с ребрами корпуса формируются силовые ребра жесткости, на которых в различных вариантах исполнения могут располагаться такелажные узлы для перемещения МРБ при наземной эксплуатации, а также приборные панели с антенно-фидерными устройствами и датчиками системы управления разгонным блоком.

В верхней части корпуса в перегородках сделаны вырезы (пазы) для размещения блока бортового оборудования, представляющего собой контейнер в форме параллелепипеда и закрытый крышкой, с присоединенными к ней на кронштейнах звездными датчиками. Поле зрения, необходимое для работы датчиков обеспечивается отверстиями в стенке корпуса.

Блок бортового оборудования может быть выполнен съемным, соединяемым с корпусом РБ разъемными соединениями.

Уменьшение габаритных размеров и повышение надежности малого РБ достигается также за счет использования объединенной двигательной установки (ОДУ) с кольцевой схемой компоновки баллонов с компонентами топлива и включающей четыре размещенные в диагональных плоскостях корпуса и соединенные с ним механически двигательные модули. Два баллона высокого давления для горючего и два баллона высокого давления для окислителя закреплены попарно-диаметрально симметрично в ложементах на стенках корпуса. Двигательные модули включают силовые кронштейны и соединенные с ними двухкомпонентный маршевый ракетный двигатель с системой теплозащитных экранов и блок газоструйных двигателей стабилизации и ориентации.

Предпочтительно, баллоны высокого давления для горючего и окислителя имеют цилиндрическую форму с днищами, форма которых определяется условием равнопрочности конструкции и крепятся к корпусу натянутыми лентами.

Ложементы на корпусе могут быть скомпонованы так, что геометрические центры баллонов лежат в одной плоскости; оси баллонов параллельны стенкам корпуса, причем оси баллонов окислителя параллельны основаниям корпуса, а оси баллонов горючего лежат в плоскости, перпендикулярной стенке корпуса и проходящей через продольную ось разгонного блока.

Блоки газоструйных двигателей стабилизации и ориентации в одном из вариантов изобретения могут располагаться на отдельных кронштейнах.

Использование четырех двигательных модулей создает необходимое резервирование ОДУ.

Система теплозащитных экранов маршевых двигателей и экранно-вакуумная теплоизоляция, закрывающая всю внешнюю поверхность блока кроме поверхностей граней фасок, позволяют обеспечить тепловой режим и исключить перегрев элементов РБ при работе двигателей.

В одном из вариантов изобретения, на поверхности корпуса над экранно-вакуумной теплоизоляцией может быть установлена панель солнечной батареи.

Корпус имеет кессонную силовую схему, образованную боковыми стенками корпуса (гранями пирамиды), гранями фасок и перегородками. Применение такой конструкции обеспечивает низкую стоимость, малую массу и высокую жесткость корпуса при изготовлении его из листового материала (металла или композита) без использования дорогостоящих трехслойных панелей.

Перечень чертежей

На фиг. 1 представлен общий вид конструктивно-компоновочной схемы малого РБ.

На фиг. 2 показан корпус малого РБ.

На фиг. 3 показан блок бортового оборудования малого РБ.

На фиг. 4 отдельно показан двигательный модуль

На фиг. 5 представлен вид малого РБ, закрытого теплоизоляцией.

1 - Корпус малого разгонного блока;

2 - Блок бортового оборудования;

3 - Баллон высокого давления с газообразным горючим

4 - Ленты

5 - Баллон высокого давления с газообразным окислителем;

6 - Двигательный модуль

7 - Опорный шпангоут

8 - Узел крепления к средству выведения

9 - Стыковочный шпангоут

10 - Узел крепления с КА

11 - Стенки корпуса

12 - Фаска грани

13 - Перегородка

14 - Силовые ребра жесткости

15 - Такелажный узел

16 - Ложемент баллонов горючего

17 - Ложемент баллонов окислителя

18 - Контейнер

19 - Крышка

20 - Кронштейн

21 - Звездные датчики

22 - Отверстия в корпусе

23 - Антенно-фидерные устройства

24 - Блоки и датчики системы управления

25 - Приборная панель

26 - Силовой кронштейн

27 - Маршевый ракетный двигатель

28 - Система теплозащитных экранов

29 - Блок газоструйных двигателей стабилизации и ориентации

30 - Экранно-вакуумная теплоизоляция

31 - Панель солнечной батареи

Осуществление изобретения

Малый разгонный блок состоит (Фиг. 1) из корпуса 1, внутри которого по диагональным сечениям расположены перегородки. В верхней части корпуса в перегородках осесимметрично сделаны вырезы под размер блока бортового оборудования 2; двух цилиндрических баллонов высокого давления с газообразным горючим 3, размещенных диаметрально симметрично снаружи на боковых стенках корпуса 1 в ложементах и закрепленных лентами 4; двух цилиндрических баллонов высокого давления с газообразным окислителем 5, размещенных диаметрально симметрично снаружи на стенках корпуса 1 в ложементах и закрепленных лентами 4; четырех двигательных модулей 6, соединенных с корпусом механически. Под механическим соединением понимается: сварное, болтовое, винтовое, клепанное, клеевое соединение или сочетание предложенных соединений.

Корпус малого РБ (Фиг. 2) имеет форму усеченной четырехгранной пирамиды с квадратными основаниями. Продольная ось малого РБ совпадает с продольной осью корпуса. Вершины при большем основании пирамиды скошены фасками, образующими треугольные грани-фаски. В плоскости большего основания, размещается опорный шпангоут 7 с установленными на нем узлами крепления к средству выведения 8. В плоскости меньшего основания, размещается стыковочный шпангоут 9 с установленными на нем узлами крепления к полезной нагрузке 10.

Корпус имеет кессонную конструкцию, образованную стенками 11 (гранями пирамиды), гранями-фасками 12 и перегородками 13, установленными внутри корпуса по диагональным плоскостям. Соединение стенок и перегородок производится на ребрах пирамиды, где формируются силовые ребра жесткости 14, на которых могут располагаться такелажные узлы 15 для перемещения МРБ при наземной эксплуатации.

На силовых ребрах жесткости 14 также могут быть установлены приборные панели 25, на которых располагаются антенно-фидерные устройства 23 и блоки и датчики системы управления 24.

Блок бортового оборудования 2 представляет собой (Фиг. 3) негерметичный контейнер в форме параллелепипеда. В контейнере 18 располагаются блоки бортовой аппаратуры РБ (на фигурах не показаны). Контейнер закрывается крышкой 19, к которой на кронштейнах 20 присоединены оптические (звездные) датчики 21 системы управления. Поле зрения, необходимое для работы датчиков обеспечивается отверстиями 22, сделанными в стенке корпуса.

Объединенная двигательная установка малого РБ использует компоненты топлива с низкой критической температурой, хранящиеся в баллонах в газообразной фазе и вытесняемых за счет избыточного давления, созданного при заправке. Использование газообразных компонентов позволяет повысить надежность работы системы управления за счет упрощения алгоритмов, вызванного отсутствием возмущающих силовых факторов от колебаний жидкости в баках, а также дает возможность минимизировать остатки топлива и полностью дегазировать РБ, исключив возможность взрыва после завершения его эксплуатации.

Два баллона окислителя (5) и два баллона горючего (3) расположены диаметрально противоположно относительно продольной оси блока в ложементах (16, 17) на стенках корпуса. Баллоны высокого давления для горючего 3 и окислителя 5 предпочтительно имеют цилиндрическую форму с днищами, форма которых определяется условием равнопрочности конструкции (например, сферическими).

Ложементы дополнительно увеличивают жесткость тонкостенной конструкции корпуса играя роль ребер жесткости. Баллоны крепятся к корпусу лентами 4 или другим способом таким образом, что геометрические центры баллонов лежат в одной плоскости; оси баллонов параллельны стенкам корпуса, причем оси баллонов окислителя параллельны основаниям корпуса, а оси баллонов горючего лежат в плоскости, перпендикулярной стенке корпуса и проходящей через продольную ось РБ.

Каждый из двигательных модулей 6 (Фиг. 4) представляет собой силовой кронштейн 26 с установленными на нем двухкомпонентным маршевым ракетным двигателем 27 с системой теплозащитных экранов 28 и блоком газоструйных двигателей стабилизации и ориентации 29. Вектор тяги маршевых двигателей параллелен продольной оси РБ.

Возможен также вариант исполнения двигательная установка, при котором блоки газоструйных двигателей стабилизации и ориентации 29 расположены на отдельном кронштейне (на чертеже не показан).

Тепловой режим малого РБ обеспечивается пассивной системой терморегулирования, которая состоит (Фиг. 5) из экранно-вакуумной теплоизоляции 30, закрывающей всю внешнюю поверхность аппарата за исключением граней-фасок 12, которые выполняют функции как холодильников-излучателей. Переохлаждению РБ препятствует тепло, выделяемое блоком бортовой аппаратуры. Вынесенные на кронштейнах 6 теплозащитные экраны 27 позволяют исключить перегрев элементов РБ при работе маршевых двигателей 26.

Возможен вариант исполнения малого РБ, при котором на большем основании корпуса над экранно-вакуумной теплоизоляцией 30 устанавливается панель солнечной батареи 31.

Таким образом, благодаря данному техническому решению:

1. За счет применения пирамидальной кессонной конструкции обеспечивается низкая стоимость, малая масса и высокая жесткость корпуса малого РБ.

2. Достигается упрощение конструкции, уменьшение стоимости и массы малого РБ за счет использования в ОДУ компонентов топлива с низкой критической температурой, хранящихся в баллонах в газообразной фазе и вытесняемых за счет избыточного давления, созданного при заправке.

3. Обеспечивается упрощение и повышение надежности работы системы управления за счет упрощения алгоритмов, вызванного отсутствием возмущающих силовых факторов от колебаний жидкости в баках.

4. Повышается надежность работы малого РБ за счет использования четырех двигательных модулей, что создает необходимое резервирование ОДУ.

5. Повышается надежность работы малого РБ за счет минимизации остатков газообразного топлива.

6. Повышается надежность захоронения малого РБ за счет исключения возможность взрыва емкостей ОДУ путем их полной дегазации после завершения эксплуатации РБ.

Изобретение относится к средствам перемещения в космическом пространстве малых космических аппаратов. В предложенном малом разгонном блоке (МРБ) использован корпус пирамидальной кессонной конструкции из листового материала. В двигательной установке (ДУ) использованы компоненты топлива с низкой критической температурой, хранящиеся в газовых баллонах и вытесняемые за счет избыточного давления, созданного при заправке. Этим упрощаются алгоритмы управления МРБ ввиду отсутствия возмущений от колебаний жидкости в баках и минимизируются остатки газообразного топлива. Для резервирования ДУ используются четыре двигательных модуля. За счет полной дегазации емкостей с топливом после завершения эксплуатации МРБ исключается возможность их взрыва. Техническим результатом является упрощение конструкции, повышение надежности, уменьшение габаритных размеров и массы МРБ. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Малый разгонный блок, состоящий из корпуса, объединенной двигательной установки, блока бортового оборудования, системы терморегулирования, отличающийся тем, что корпус малого разгонного блока выполнен в форме четырехгранной усеченной пирамиды с квадратными основаниями, при этом в плоскости верхнего, меньшего, основания размещен стыковочный шпангоут, с узлами крепления полезной нагрузки, в плоскости нижнего, большего, основания размещен опорный шпангоут, снабженный узлами крепления со средством выведения, а вершины углов между боковыми ребрами корпуса и плоскостью нижнего основания скошены фасками, внутри корпуса по диагональным сечениям пирамиды расположены перегородки, формирующие в местах соединения с ребрами корпуса силовые ребра жесткости, в верхней части корпуса в перегородках сделан вырез для размещения блока бортового оборудования, представляющего собой контейнер в форме параллелепипеда, закрытый крышкой, с присоединенными к ней на кронштейнах звездными датчиками для работы которых в стенке корпуса проделаны отверстия; объединенная двигательная установка содержит два баллона высокого давления для горючего и два баллона высокого давления для окислителя, закрепленные попарно диаметрально симметрично в ложементах на стенках корпуса, а также четыре двигательных модуля, соединенных с корпусом механически, каждый из которых включает силовой кронштейн и соединенные с ним двухкомпонентный маршевый ракетный двигатель с системой теплозащитных экранов и блок газоструйных двигателей стабилизации и ориентации, при этом система терморегулирования включает экранно-вакуумную теплоизоляцию, закрывающую всю внешнюю поверхность блока, кроме поверхностей граней фасок, и систему теплозащитных экранов двухкомпонентных маршевых ракетных двигателей.

2. Малый разгонный блок по п. 1, отличающийся тем, что баллоны высокого давления для горючего и окислителя имеют цилиндрическую форму с днищами, форма которых определяется условием равнопрочности конструкции.

3. Малый разгонный блок по п. 1 и 2, отличающийся тем, что ложементы на корпусе скомпонованы так, что геометрические центры баллонов лежат в одной плоскости, оси баллонов параллельны стенкам корпуса, причем оси баллонов окислителя параллельны основаниям корпуса, а оси баллонов горючего лежат в плоскости, перпендикулярной стенке корпуса и проходящей через продольную ось разгонного блока.

4. Малый разгонный блок по п. 1, 2 и 3, отличающийся тем, что баллоны крепятся к корпусу натянутыми лентами.

5. Малый разгонный блок по п. 1, отличающийся тем, что на поверхности корпуса, над экранно-вакуумной теплоизоляцией установлена панель солнечной батареи.

6. Малый разгонный блок по п. 1, отличающийся тем, что такелажные узлы для перемещения разгонного блока при наземной эксплуатации располагаются на ребрах жесткости корпуса.

7. Малый разгонный блок по п. 1, отличающийся тем, что на ребрах жесткости корпуса располагаются приборные панели с антенно-фидерными устройствами и датчиками системы управления разгонным блоком.

8. Малый разгонный блок по п. 1, отличающийся тем, что блок бортового оборудования выполнен съемным, соединяемым с корпусом блока разъемными соединениями.

9. Малый разгонный блок по п. 1, отличающийся тем, что блоки газоструйных двигателей стабилизации и ориентации могут располагаться на отдельных кронштейнах.